JPS58191696A - ヘリコプタ - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は、ヘリコプタに係り、更に詳細にはオートロー
テーション中に於ける主ロータ回転速度の低減を予知し
、エンジンが主ロータと再係合されることを予知し、そ
の際エンジン回転速度の低減を和らげるようにエンジン
を制御する手段に係る。

最新式のヘリコプタに於ては、その主ロータシステムの
慣性がより小さくされる傾向にあることから、主ロータ
システムに蓄えられるエネルギのレベルが低減しており
、幾つかの飛行操作中に主ロータの回転速度により大き
な変動が生じ易くなっている。イのような主ロータの回
転速度変動はイの他のヘリコプタの飛行特性と組合さっ
て、機体の姿勢調整を乱し、パイロットの負担を増大し
、また機体安定性増大システムを飽和せしめる。かかる
状況を回避すべく、パイロットは、勧告により或いは自
己の生理的抑止作用により、種々の急激な運転操作、特
に機体に大きな加速度が生じるような運転操作を避けて
おり、これによってヘリコプタが有する操縦性を十分に
使用していない状態にある。

一例として、何等かの障害物を避けるための急速な回避
操縦を行うことを考えてみよう。この場合、機体の対空
速度に基く運動エネルギは【〕−タのトルクに変換され
、ロータ回転速度を維持し或いは増大させる。この場合
オートローテーション状態が生じ、主ロータはロータ駆
動手段〈エンジン）よりクラッチ解除される。こうなる
とエンジンはそれに接続された補助装置を駆動するに十
分なトルクのみを供給すれば良いので、殆ど零トルクに
近い状態にて所要の回転速度を維持することができる。

フリータービンエンジンの場合には、フリータービン回
転速度ガバナは−［ンジンのガス発生器の部分が実質的
にアイドル状態にあっ°Ｃも所要の回転速度を感知して
いることになる。パイロットが機体を旋回より元の状態
に戻し始めると、主ロータは機体の運動エネルギの主要
部を使用してしまい、その回転速度を維持するためには
エンジンの出力が速やかに回復されることを必要とする
。現在の典型的なヘリコプタの燃料制御装置はコレクテ
ィブピッチレバーの位置とフリータービン回転速度を示
づ°入力信号に応答してガス発生器へ供給される燃料、
従ってエンジンのトルク発生能力を制御づるようになっ
ている。しかし機体が急速な旋回より回復する時にはコ
レクティブピッチには変化はなく、またフリータービン
回転速度はガス発生器がアイドル状態にあっても容易に
所定の回転速度に維持される。しかし旋回からの回復中
には主ロータを減速せしめるトルクが急速に増大し、主
ロータはそのオー［・ローテーション状態から回転速度
を下げてくる。クラッチが再係合づると、大きなトルク
が必要とされるが、主ロータの回転速度が基準回転違反
以下に下がるまではガバナはエンジンよりトルクを要求
して主１］−タに要するトルクを補充しようとはしない
。従ってこのとき大きなロータ減速が生ずるが、これは
本来エンジントルクによって支えられなければならない
ものである。そして終に主ロータ回転速度が基準値以下
に下がると、ガバナはエンジンへ燃料を大量に送り始め
、主ロータにかかるトルク負荷を支え、主ロータの減速
を阻止し、その回転速度を基準回転速度に戻そうとする
。この間、エンジンを所定の出力状態にもたらＪには遅
れが存在づ−るので、大ぎなタービン出力低下が生じ、
フリータービン回転速度に決定的な変化が生ずることに
よって、燃料制御装置は急速にエンジン回転速度を回復
しようとし、その結果トルクのオーバシュートをもたら
り。かくしてオー１−　［：］−テテーツン状態にある
急速旋回よりの復帰時にはトルクは最初過剰に低下した
のち過剰に増大し、そののち初めてエンジンの燃料制御
装置はガス発生器を正しいトルク発生状態に駆動する状
態に落着く。

５− 典型的なヘリコプタに於ては、主ロータへ１−ルクを与
えることにより、機体−にのエンジンに課せられるトル
ク反力に対し機体を安定化させることは、尾部ロータの
コレクティブピッチと主ロータのコ１ノクティブビッヂ
との間を固定的に連結することによって行われている。

従って急速旋回よりの回復時に生ずるエンジン回転速度
の低下は、それに比例したロータ回転速度低下に基く機
体の速度と高度に於ける変動をもたらすだけでなく、主
ロータ］レクチイブピッチに連結された尾部ロータコレ
クチイブピッチの不十分さに基く好ましからざる機体の
首振り運動をも生ぜしめる。これらの好ましからざる影
響によって、機体の設計と飛行特性に応じて、機体の横
方向及び縦方向の姿勢にも乱れが生ずる。

他の一つの例として、オートローテーションによる降下
を制動する場合を考えてみよう。降下を制動、ぜんとし
てパイロットがコレクティブピッチレバーをひくと、主
ロータ（オートローテーション中はエンジンよりクラッ
チ解除されている）は６− イれがエンジンよりクラッチ解除された時のＴンジン回
転速度（椋準回転速度）までその速度を低下さぼる。し
かし上）ｄｉの如くオート０−チージョン中には１ンジ
ン制御装置はガス発生器が実質的にアイドル状態にあっ
ても所定のフリータービン回転速度を維持することがで
きるので、主ロータが再係合された瞬間にフリータービ
ンは急速に減速され、大ぎなコレクティブピッチ入力に
よってフリータービンには急激なトルク要求が課せられ
る。かくして、パイロットが降下を完全に制動し、機体
の高度を確保し、或いは速度を高めるべく高い主ロータ
トルクを得ようとすると、主ロータの激しい回転速度低
下が生ずる。急速旋回の場合と同じく、フリータービン
回転速度の低下によりエンジン制御装置はガス発生器へ
の燃１１１を急速に増やし、その結果トルクのオーバシ
ュートが生ずる。

この場合、エンジン制御装置にはコレクティブピッチレ
バー人力が入れられているが、フリータービンは所定の
回転速度にてアイドリングしているので、コレクティブ
ピッチレバー人力の殆どはクラッチ解除されＩこフリー
タービンをＡ−バスピード状態から保持すべくガバナに
於てフリータービン回転速度入力により相殺される。か
くして、急速に減速する十ロータがクラッチを経てフリ
ータービンに連結され、その回転速度を所定値以下に下
げるまで、ガス発生器は実質的にアイドル状態に留まり
、これによって貴＠な出力回復のための時間を失わせる
。急速旋回の場合と同じく、その結果重大な過渡的ロー
タ減速が生じ、機体の進行を送らせ、その姿勢調整を乱
す。

このようにエンジントルクの要求を予知するためのエン
ジン制御ｌ装置への］レクチイブピッチの入力は、］レ
クチイブピッチレバー位置が一定に維持されているエン
ジン操縦状態（急速旋回の如き操縦状態）に於ては全く
効果がなく、また大きなコレクティブピッチ入力によっ
て中止されるＡ−トローチ−ジョン操縦（′Ａ−１−ロ
ーテーション降下の中断の如き場合）には不十分である
。

本発明の目的には、主ロータの減速とオートローテーシ
ョン操縦の終わりに於番プる主ロータとエンジンとの再
係合を予知し、これによってエンジンと主ロータの速度
低下を軽減するヘリコプタのエンジン制御装置を提供１
゛ることが含まれている。

本発明によれば、ヘリコプタ主ロータの回転速度がエン
ジンのそれと比較されてオートローテーションの存在が
決定され、主ロータの回転速度の変化率が、主ロータと
の再係合及びそれに続く実質的なトルク要求を予想して
エンジンを出力増大り゛るように、エンジン制御に用い
られる。本発明の一つの実施例に於ては、オートローテ
ーション操縦の終りを示す千ロータの減速に応答してフ
リータービンエンジンのガス発生器がアイドル状態より
出力増大される。更に本発明によれば、成る予め定めら
れたしきい値の邑を越える減速率のみが主ロータとの再
係合及びそれに基くトルク要求を予知してエンジンを出
力増大Ｊるためのエンジン燃料制御に用いられる。

本発明はエンジン及び主ロータの回転速度低下の影響及
びそれに起因するヘリコプタの姿勢調整の混乱を和らげ
るものである。

９一 本発明は、以下の説明より分る如・り、現在公知の型の
へり一１ブタに容易に組込まれるものである。

本発明は現在この技術の分野に於て良く知られている部
品及び技術を用いてアナ［］グ的或いはディジタル的に
実施され得るものである。本発明はマイクロプロレッサ
を用いたディジタル燃料制御装置のプログラムに簡単な
変更を施すこと、或いは自動飛行制御システムの場合に
はイのコンビコータに簡単な変更を施すことによって実
施され１ｑるものである。まＩこ本発明は簡単なアナロ
グ回路或いは既に公知どされているディジタル装置を付
加することによって実施されｊｑるものである。

本発明のその他の目的、特徴及び利点は以下に添付の図
を参照して行われる実施例についての説明より明らかと
なるであろう。

添付の第１図は本発明の一つの実施例に従って構成され
たエンジン制御装置を含むへり］ブタロータ駆動システ
ムの筒中化された解図的ブ［１ツク線図である。

第１図に於て、主ロータ１０は軸１２を経てギ１０− ャボックス１３に接続されており、該ギヤボックスは、
軸１４及びＡ−バランクラッチ１６を軽で、エンジン回
転速度がロータ回転速度に等しいがそれを越える時、エ
ンジン２０の出力軸１８に係合し、これによって駆動さ
れるようになっている。

ギヤボックス１３はまＩこ軸２４を経て尾部ロータ２２
をも駆動し、主［］−夕１ｏど尾部【〕−夕２２とは常
に互いに成る固定された関係、例えば主ロータより５倍
の回転速度にて尾部ロータが駆動されるようになってい
る。

エンジン２０はその類型的な形としてフリータービンガ
スエンジンであって良く、その出力軸１８はフリーター
ビン４０より駆動され、該フリータービンは圧縮型駆動
タービン４６、これに軸４４によって接続された圧縮器
７１２．バーナ部４７を含むガス発生器からのガスによ
って駆動されるようになっている。バーナ部４７には燃
料管５゜を経て燃料制御装置５２より燃料が送られるよ
うになっている。燃料制御装置５２は正しい流中の燃料
（ＷＦ）を燃料管５０へ供給し、フリータービン４０の
回転速度〈出力軸１８に於（）る如き回転速度）を測定
し線５６を経て加算接続部６０へタービン速度を示す信
号を与える回転速酊計５４により決定された通りにイれ
らのエンジン回転速ＩＩ（ＮＦ）を維持しｊ：うとする
。加算接続部６０への他の入力としては、参照値源６２
より引出された１００％標準速度を示す参照値である参
照速度及び線６４を経てパイロットの二「ジョン回転速
度制御器より伝えられるパイロットの意志による角変信
号がある。加算接続部６ｏの出力は線６５に供給される
速度誤差信号であり、これは燃料制御装置のタービンガ
バナ６６’＼供給される。線６７上に供給されるタービ
ンガバナ６６からの出力はガス発生器の所要回転速度を
示Ｊ゛信号であり、これはガス発生器制御部６つの入口
にある加算接続部６８へ供給される。ガス発生器制御部
６９は１ｆＡ７０に要求される燃料流岨を示す信号を与
え、この信号は計量弁７２へ与えられ、燃料ポンプ７４
より燃料管５０へ向けて正しい爵の燃料を供給せしめる
。これらの構成及び作用は全て公知である。

加算接続部６８は圧縮器４２、軸４４及びタービン４６
を含むガス発生器の回転速度に応答する回転速度計７８
Ｊ、り線７６を経て伝えられるガス発生器回転速度（Ｎ
Ｇ）を示す信号にも応答する。

加算接続部６８に対する他の一つの入力は加算接続部８
１より線８０を経て送られてくる信号であり、これはこ
の制御系への］レクチイブピッチ入力を与える信号であ
る。線８２を経て伝えられるコレクティブピッチ位置（
これはコレクティブピッチレバーの角疾を示し許される
全］レクチイブピッチに対する成る与えられた百分率を
示ず信号であって良い）を示す信号は比例通路と導関数
通路の両者を経て供給される。比例通路は関数発生器或
いはスケジコールサーキット８３とゲインに１を有する
増幅器８４とを含んでいる。導関数通路は微分器８５、
制限器８６及びゲインに２を有づる増幅器８７を含んで
いる。増幅器８’ｌ及び８７の出力は加算接続部８１へ
供給されている。コレクティブピッチが変えられると、
関数通路８５１３− 〜８７は通常のタービンガバナ指示量を増減させる信号
をガス発生器に与える。同様に成る予め定められたしき
い値吊を越えるコレクティブピッチに対しては比例通路
８３．８４が安定状態入力を燃料制御装置へ与える。こ
れは先に簡単に記したエンジンに対するコレクティブピ
ッチ制御である。

以上に記した装置の全ては単に公知技術の例である。

本発明によれば、加算接続部８２へ線１００を経て追加
の入力信号が供給される。この追加の入力信号はＡ−ト
ローチ−ジョン中に主ロータの減速度が成る予め定めら
れたしきい値吊より大きくなったことを示すものである
。この信号１００はスイッチ１０１にそれを作用させる
線１０２を経て伝えられる信号が存在している時のみス
イッチ１０１を経て与えられる。線１０２上の信号は土
日−タ回転速度（ＮＲ＞がフリータービン回転速度（Ｎ
Ｆ）より大きい＠］ンパレータ１０３の出力として線１
２１に現われる信号、即ちΔ−トローチージョン状態を
示す信号、によって設定され１４− るバイステーブル装置１２０により与えられる。

コンパレータ１０３は線５６上のフリータービン回転速
度信号及びギヤボックス１３に対する入力軸１４の回転
速度に応答する回転速度計１０６より線１０５を経て与
えられる主ロータ回転速度信号に応答する。尚、回転速
度計１０６は、主ロータの駆動系に於けるギヤ比が適当
に調整されることに鑑み、クラッチ１６より主ロータ側
にある駆動系に於ける主ロータ軸１２その他の任意の容
易に近接可能な軸に設番ノられていて良い。線１０５に
於ける主ロータ回転速度信号は微分器１　’０８にも供
給され、線１０９上に主［！−タ回転速度の変化率を示
す信号を与え、この信′号は主ロータの減速度が成る予
め定められた値を越えた時のみ出力を発生ずる関数発生
器１１０へ供給される。この関数発生器１１０の出力は
ゲインに３を有する増幅器１１２とスイッチ１０１と線
１００を経て加算接続部８１／＼供給される。スイッチ
１０１はＦ。

Ｅ、Ｔ、その他の公知のトランジスタスイッチを含んで
いて良い。バイステーブル装置１２０はコンパレ〜り１
２２が線１２３上に主ロータ減速度が殆ど零（例えば１
秒間当り約２％）であることを示ず信号を与えるまでレ
ッ［−位闇に留まる。これによってもし望むならクラッ
チ再係合後も減速度入力を維持することができる。

オートローテーション操縦が実施された時には何時でも
スイッチ１０１は作動される状態にある。

オートローテーション操縦の終りにて主ロータ１０の回
転速度が低下すると、Ｃ１の減速醍はイれがしきい値を
越えると加算接続部８１へ入力を与え、該加算接続部は
加算接続部６８へ追加の入力を与え、ガス発生器の作動
率を上げ、エンジンへの燃料供給量を増し、主ロータの
回転速度がフリータービンの回転速度まで低下したとき
生ずるであろう所要トルク負荷を予見してガス発生器の
出力増大を行う。

図には示されていないが、速度とコレクティブピッチに
関する入力信号は適当な公知の要領により濾過されるの
が好ましい。また微分器８５はそれに関連するノイズを
低減Ｊるためローパスフィルタを含んでいて良い。以上
に於ては本発明は既存の燃料制御装置に付加されるもの
として示されＩこが、勿論本発明は燃料制御装置内に直
接組込まれていても良い。また以上に於ては本発明はア
ナログ的機能ブロックにより示されたが、本発明はコン
ピュータによりディジタル的に構成された燃料制御装置
のプログラムに対する簡単なプログラム変更によって実
施されても良く、或いはもし望むならディジタル的にコ
ンピユータ化された自動飛行制御システムに於ける簡単
なプログラム変更によって実施されても良い。また本発
明はフリータービンガスエンジンの燃料制御に用いるも
のとして説明されたが、当業者ににつで明らかな要領の
範囲内にて他の形式のエンジンに用いられても良い。ま
たもし望むならオートローテーションを感知する手段と
し速度を比較する代わりにスイッチの如きクラッチ作動
表示手段が用いられても良い。但しクラッチの主ロータ
側の回転速度はエンジン駆動信号として用いられている
ので、エンジン回転速度との比較がより容易である。以
上の如１７− き変更或いは修正は全て本発明の本質に関係するもので
はなく、本発明の本質は、ヘリコプタの土日−夕を駆動
するエンジンが、オートローテーション中に於ける主ロ
ータの減速度に応答して、主ロータがエンジンと再係合
される際にエンジンに課せられる１〜ルク負荷を予知づ
る如（、制御されることである。

以上に於ては本発明を実施例について詳細に説明したが
、本発明はかかる実施例のみ限られるものではなく、か
かる実施例について本発明゛の範囲内にて種々の修正が
可能であることは当業者にとって明らかであろう。

【図面の簡単な説明】

添付の図はエンジン制御が本発明の一つの実施例に基い
て行われるよう構成された一つのヘリコプタロータ駆動
システムを示すＩｌｌ化された解図的ブロック線図であ
る。 １０・・・主ロータ、１２．１４・・・軸、１６・・・
オーバランクラッチ、１８・・・エンジン出力軸、２０
・・・エンジン、２２・・・尾部ロータ、２４・・・軸
、４０・・・１８− フリータービン、４２・・・圧縮器、４４・・・軸、４
６・・・圧縮器駆動タービン、４７・・・バーナ部、５
０・・・燃料管、５２・・・燃料制御ｌ装置、６０・・
・加算接続部。 ６２・・・参照値源、６６・・・タービンガバナ部、６
８・・・加算接続部、６９・・・ガス発生器制御部、７
２・・・計量弁、７４・・・燃料ポンプ、８１・・・加
算接続部。 ８３・・・関数発生器、８４・・・増幅器、８５・・・
微分器。 ８６・・・制限器、８７・・・増幅器、１０１・・・ス
イッチ。 １０３・・・］］ンパレータ、１０８・・微分器、１１
０・・・関数発生器、１１２・・・増幅器、１２０・・
・バイステーブル装置、１２２・・・コンパレータ特許
出願人　　ユナイテッド・チクノロシーズ・］−ポレイ
シ臼ン 代　　理　　人　　　弁　　理　　士　　　明　　石　
　昌　　毅１９−

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 ロータと、 エンジンと、 前記ロータの回転速度が前記エンジンの回転速度を越え
   ないとき前記ロータを前記エンジンに接続ザるオーバラ
   ンクラッチを含むロータ駆動手段と、 前記エンジンの回転速度を示すエンジン回転速度信号を
   与え所要のエンジン運転に必要とされる燃料流量を示す
   燃料指示信号を与え該燃料指示信号に応答して前記エン
   ジンへの燃料の流量をｆｆｔ　ｉｔするエンジン制御手
   段と、 を有するヘリコプタに於て、 前記ロータの回転速度を示すロータ回転速度信号を与え
   るロータ回転速度信号手段を有し、前記エンジン制御手
   段は前記ロータ回転速度信号に応答して前記ロータの減
   速度が成る予め定められたしぎい値域速度を越えたこと
   を示１日−タ減速信号を与える手段と、前記［１−夕が
   前記エンジンよりクラッチ解除されたことを示すオート
   ローテーション信号を与える手段と、前記ロータ減速信
   号に応答して燃料増加指示成分を有する前記燃料指示信
   号を与える手段とを有することを特徴とするヘリコプタ
   。